基于非线性加权的管制系统灰色综合风险评估

从运行过程出发,将管制系统分解为飞行情报服务报告、机场管制、进近管制、区域管制四个子过程,得到了管制过程中的不安全因素,建立管制系统风险评估指标体系,利用网络分析法（ANP）确定各指标权重。基于非线性加权的灰色综合模型对管制系统进行风险评估,并结合某系统实例进行计算,验证了评估方法的有效性与准确性。     

基于正规形法的结冰飞机着陆阶段非线性稳定域

结冰导致飞机飞行包线缩小、对飞行安全产生严重威胁,研究结冰后飞机非线性稳定域对边界保护系统的设计和飞行安全的提高极其重要。以某型运输机为研究对象,考虑飞机非线性气动特性建立飞机纵向非线性模型并进行增稳控制补偿设计;然后通过流形和正规形理论刻画结冰飞机纵向非线性稳定边界并得到稳定边界的解析表达式,通过仿真的手段验证了正规形理论确定的稳定边界和解析表达式的有效性和准确性。最后,分析了飞机着陆过程中,结冰因子对结冰飞机稳定域的影响以及结冰飞机发生事故的机理。研究结果表明,轻度结冰使飞机非线性稳定域缩小;重度结冰导致飞机稳定性发生改变;在未察觉飞机结冰的情况下,飞行员的常规操纵会使飞行状态超出结冰飞机的非线性稳定域、导致飞行事故。研究结果可为飞机结冰后的边界保护提供一定的参考。     

直升机垂直飞行鲁棒控制系统设计与仿真

应用基于Lyapunov直接法的非线性不确定系统鲁棒控制方法，为某型直升机垂直飞行模态设计了鲁棒控制律，该控制律能保证闭环系统具有全局稳定性。为验证所设计鲁棒控制律的有效性，对直机机垂直飞行的三 机动：设定点悬停、起飞着陆机和忽上忽下机动，分别进行了闭环系统仿真。仿真结果表明，所设计的控制律对系统参数的摄动具有很强的鲁棒性。     

混合线性/非线性状态空间模型的边缘Rao-Blackwellized粒子滤波法(英文)

本文提出了边缘 Rao-Blackwellized 粒子滤波器(marginal Rao-Blackwellized particle filter, MRBPF)算法,算法融合了 Rao-Blackwellized 粒子滤波器(Rao-Blackwellized particle filter , RBPF)算法和边缘粒子滤波器(marginal particle filter, MPF)算法。算法中状态被分为线形和非线性两部分,分别用 MPF 和卡尔曼滤波器(Kalman Filter)进行估计。地形辅助导航(terrain aided navigation, TAN)的仿真结果表明,与 RBPF 相比,提出算法的非线性状态估计的误差均方根(root mean square error, RMSE)和误差方差分别降低了约 29%和 96%,独立粒子数提高了约80%,获得了更好的收敛结果。分析表明,现有RBPF是MRBPF的一个特例。     

Adaptive Sliding Control of Six-DOF Flight Simulator Motion Platform

本文使用Newton-Euler法推导了六自由度飞行模拟器运动平台完整的线性化形式的动力学方程,并以此为基础,提出了一种在任务空间中的非线性自适应滑模控制方法。这种控制方法将系统中的不确定性分为定常不确定参数和时变不确定参数,利用非线性自适应控制对定常不确定参数进行辨识,同时结合滑模控制对时变不确定参数和外部扰动进行补偿。通过数值仿真分析表明,该控制策略能准确识别运动平台的载荷、惯量、重心等参数,同时又能有效地提高系统的鲁棒性能。     

固体发动机界面粘接性能的非线性超声无损评价

壳体/绝热层界面衬层的粘接性能会影响固体发动机最终性能。基于超声纵波透射法,结合衬层样本的红外光谱图,研究衬层固化过程中超声非线性系数与微观组织结构间的关系。铌酸锂晶片的滤波特性,有效减少前端仪器的非线性,提高了测量数据的鲁棒性。实验结果表明,随着固化度增加,超声非线性系数逐渐减小,界面粘接性能越好。因此,利用超声非线性系数,可对界面的粘接性能进行超声无损评价。     

迟滞非线性系统的建模与控制研究综述

研究了迟滞非线性系统研究的发展历程,归纳了迟滞非线性系统在建模和控制方面的国内外研究现状,以及在高精度控制平台、声纳系统和智能材料和结构上的应用,并对迟滞非线性系统建模与控制的未来发展方向进行了展望。     

月球探测器着陆腿动力学建模与仿真

在月球探测器多工况着陆仿真分析中,要求所建模型能够满足高效运算的需求。本文改进简化着陆腿有限元建模:分别采用壳单元、梁单元模拟着陆腿内外筒壁,充分考虑结构柔性以及筒壁间作用力;通过连接单元特性来表达缓冲材料的力学性能,减少了计算耗时;并采用隐式算法求解动力学方程,保证了计算精度。其中壳单元模型能够更全面地反映缓冲腿柔性变形对缓冲性能的影响;在考虑着陆腿柔性时,随着摩擦因数的增大,着陆腿缓冲性能随之下降。     

飞机结冰后非线性气动力建模及动态响应特性研究

当前结冰后的动力学仿真主要基于线性气动力模型及结冰影响模型进行,对于结冰后非线性气动力模型的研究较少,然而这对于飞机结冰后在大迎角等非线性区域的动力学分析极为重要。研究了飞机结冰后的非线性气动力模型,将结冰后线性气动力模型的估算方法扩展到非线性气动力模型上,并在结冰后大迎角区域风洞试验数据的基础之上,对失速及过失速区的气动参数变化进行修正。研究了飞机在不同升降舵脉冲信号作用下的动态响应。仿真结果表明,计算结果能够较好地反映飞机在结冰状态下的动力学特性,提出的非线性结冰影响模型能够为结冰条件下研究飞机失速及过失速区域的动力学特性提供理论支撑。     

风力机翼型气动噪声非线性声学计算

采用非线性计算气动声学方法和基于雷诺平均NS方程的计算流体力学方法对常规尖后缘风力机翼型及其修型后的钝后缘翼型的气动噪声进行了计算。首先,对两种方法得到的翼型气动性能及翼型绕流流动进行了对比,结果表明非线性方法提供的湍流相关信息比基于雷诺平均NS方程的计算方法更加详细。然后,将声学计算结果与相关声学实验进行了对比,非线性方法对两种翼型气动噪声的预测结果与实验结果吻合良好,而基于雷诺平均NS的计算方法则明显低估了尖后缘风力机翼型的气动噪声。最后,对两种翼型不同的噪声产生机理进行了分析,并讨论了两种计算方法不同的数值模拟能力。